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题名轴对称超临界粘性喷流的数值模拟
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作者
崔杰
董松野
张宝生
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机构
航天工业总公司
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1994年第3期14-20,共7页
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文摘
从雷诺平均的非定常Navier-Stokes方程出发,利用时间相关法,采用隐式的BeamWarming格式中的矢通量分裂技术,结合Baldwin-Lomax代数湍流模型,数值模拟了收敛喷管的内流场和喷射流场。通过对超临界工况下喷管跨音速流场的数值计算,表明本文的结果与试验结果是吻合的。
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关键词
喷管气流
湍流射流
数值模拟
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Keywords
Navier-Stokes equation
Nozzle gas flow
Turbulent jet
Flow distribution
Numerical simulation
Numerical calculation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名跨音速小扰动方程的多重解
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作者
施发树
董松野
于守志
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机构
航空航天部
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1993年第3期1-7,共7页
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文摘
本文利用Engquist-Osher格式,离散跨音速小扰动方程(TSD)和边界条件,选择不同初场计算NACA0012翼型二维定常位势流场,得到了与试验值较符合的结果,同时用Murman-Cole非守恒和守恒两格式计算并进行了比较。着重用数值实验进一步探讨多重解问题,发现并总结出了几点很有参考价值的规律和现象。
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关键词
跨音速流动
小扰动流
数值解
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Keywords
Transonic flow, Small-perturbation flow, Numerical method and procedure, Numerical solution, Analysis
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分类号
V211.1
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名跨音速小扰动方程的多重解
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作者
施发树
董松野
于守志
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机构
航空航天部
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出处
《计算物理》
CSCD
北大核心
1992年第4期381-381,共1页
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文摘
本文利用Engguist-Osher格式离散跨音速小扰动方程(TSD)和边界条件,选择不同初场计标绕NACA0012翼型二维定常位势流场,同时,用Murman-Cole非守恒和守恒两格式计算并进行了比较,着重用数值实验进一步探讨多重解问题,发现并总结出下列几点很有参考价值的规律和现象。 首先,用E-O格式求解跨音速小扰动方程存在多重解。与M-C非守恒格式相比,它排除了零攻角以外的多重解现象。仅在很窄的马赫数M。范围内(0.84~0.86)获得三个解,一个为对称解,另外两个为一正一负的非对称解,这是一个新的发现。 其次,对称性特征量或者叫环流强度Γ>10^(-3)量级时,无法收敛到对称解。只有取零初场或差不多完全对称的收敛场(Γ介于10^(-3)~10^(-15)之间)作为初场,才能收敛到对称解。注意松弛因子能影响多重解的收敛。 另外M~C守恒格式的收敛值、收敛速度、稳定性、多重解现象与E-O格式相比稍差或相似,但在音速点附近,C_p值不够连续光滑,其激波最多占据两个网格。 M-C非守恒格式不唯一现象要宽广复杂得多。一般地,超临界流动时,以零初场和小攻角、低马赫数的收敛解作为大攻角、高马赫数下的初场,收敛到物理解,反之则不然,亚临界流动时,解唯一。但亦有反常的情况。 M-C非守恒格式捕捉激波位置准确且收敛快速,但在音速点附近,和M-
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关键词
跨音速流动
小扰动理论
解
多重性
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分类号
O354.2
[理学—流体力学]
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题名无粘性和粘性流体通过收缩喷管内外流场的数值解
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作者
邵继锋
温功碧
吴望一
董松野
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机构
北京大学力学系
航空航天部
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出处
《计算物理》
CSCD
北大核心
1993年第3期359-363,共5页
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文摘
本文从欧拉方程和雷诺平均N-S方程出发,采用Mac Cormack格式,数值模拟了收缩喷管出口边缘奇异性带来的不稳定。计算例子与现有实验符合很好。
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关键词
收敛喷管
喷管流动
数值解
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Keywords
the flow through nozzles, separation of zone , the solution of Euler Equation, the solution of N-S equation.
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名弹用高亚音速S形进气道设计和试验研究
被引量:5
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作者
张宝生
董松野
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机构
航天工业总公司
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
1994年第5期17-22,共6页
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文摘
简要介绍弹用涡轮喷气发动机的一系列高亚音速S形进气道气动设计和试验研究结果,并提出了关于高亚音速S形进气道在弹上的位置、进气道长度、进口形状、进口面积、内外唇口以及S形通道型面等设计的基本准则。通过风洞模型试验和发动机/进气道匹配试验,发现不同弹体布局对进气道性能的影响。借助激光技术观察并记录了弹体涡在一定攻角情况下进入S形腹部进气道的现象,与其它测试结果相配合,证实了弹体涡、弹翼波以及附面层的互相干扰对进气道性能影响的严重性。
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关键词
进气道
匹配
风洞试验
气动设计
航空发动机
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Keywords
Inlet-engine matching, Inlet-airframe configuration, Wind tunnel test. Matching test. Aerodynamic design, design requirement
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
V235.113
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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